DE10031510A1

DE10031510A1 - Structural component for an aircraft

Info

Publication number: DE10031510A1
Application number: DE10031510A
Authority: DE
Inventors: Hans-Juergen Schmidt
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2000-06-28
Filing date: 2000-06-28
Publication date: 2002-01-17
Also published as: RU2271304C2; EP1291279A3; EP1166950A3; ES2210059T3; BR0102605B1; EP1166950A2; AU5405501A; US6595467B2; AU774493B2; DE50100855D1; ES2219621T3; ATE253001T1; ATE261843T1; JP4806496B2; BR0102605A; EP1166950B1; DE50101720D1; EP1291279B1; EP1291279A2; KR20020001643A

Abstract

The fuselage frame component (1) has reinforcements (5) at the stiffening profile (2), which delays the effects of cracks at the fuselage panels. The reinforcement is doubled (6), at least on one side at the stringer bar (3A). The component has a stringer (3) along the fuselage line and a frame section across it.

Description

Die Erfindung betrifft ein Strukturbauteil für ein Flugzeug, wobei das Struktur bauteil mindestens ein Hautblech sowie auf das Hautblech aufgebrachte mehre re Versteifungsprofile aufweist und zumindest teilweise die Versteifungsprofile mittels einer Schweißverbindung mit dem Hautfeld verbunden sind.The invention relates to a structural component for an aircraft, the structure component at least one skin plate and several attached to the skin plate re has stiffening profiles and at least partially the stiffening profiles are connected to the skin field by means of a welded connection.

Aus DE 196 39 667 oder DE 198 44 035 ist ein Strukturbauteil in geschweißter Haut-Stringer-Bauweise bekannt. Auf großformatigen Hautblechen werden mittels Laserstrahlschweißen Profile - als Stringer oder Spanten ausgebildet - aufgeschweißt. Derartige Strukturbauteile, die als Rumpfschalen in einem Flugzeug verwendet werden, müssen eine ausreichende Festigkeit aufweisen und zukünftig ein sogenanntes "Two Bay Crack"-Kriterium erfüllen. Zur Erfül lung dieses Kriteriums ist es notwendig, dass Rumpfstrukturen einen Längs- oder Umfangsriss über zwei Spantabschnitte oder zwei Stringerteilungen ertra gen können. Dabei ist zusätzlich anzunehmen, dass die Versteifung in der Mitte des Risses gebrochen ist. Geschweißte Rumpfschalen weisen eine geringere Restfestigkeit gegenüber bisher üblichen Rumpfschalen mit geklebten oder genieteten Versteifungen, wie Stringer oder Spante auf. Bei einer solchen Differentialbauweise wirken die genieteten oder geklebten Versteifungen als Rissstopper bzw. Rissverzögerer. Der Rissfortschritt in der Rumpfbeplankung wird verzögert, da die Rissspitze durch die genietete oder geklebte Versteifung für eine bestimmte Anzahl von Lastwechseln zusammengehalten wird. Aufgrund der Lastumverteilung von der Beplankung in die Versteifung versagt nach einer Anzahl von Belastungen die Versteifung, welches zu einem schlagartigen Versa gen der Rumpfbeplankung führt und damit zum Versagen der Rumpfschale. Dieses vorteilhafte Rissverzögerungsverhalten existiert nicht bei Strukturbautei len mit aufgeschweißten Versteifungen. Bei geschweißten Strukturbauteilen setzt sich der Riss gleichzeitig in der Beplankung und der Versteifung fort, so dass keine rissverzögernde Wirkung auftritt. Dieses Verhalten führt zu einer verminderten Restfestigkeit und zu einem ungünstigen Rissfortschrittsverhalten. In Bereichen, in denen das Auslegungskriterium Restfestigkeit maßgebend ist, müssten die Schalen aufgedickt werden, um eine ausreichende Restfestigkeit zu erreichen. Das führt zu unakzeptablen Gewichtserhöhungen insbesondere in den Seiten- und Oberschalenbereichen des Rumpfes. Daher ist ein Einsatz von Rumpfschalen mit geschweißten Stringern in diesen Bereichen bisher nicht vorgesehen.DE 196 39 667 or DE 198 44 035 describes a structural component in welded Skin stringer construction known. Be on large format skin sheets using laser beam welding profiles - designed as stringers or frames - welded. Such structural components, which are used as fuselage shells in one Aircraft used must have sufficient strength and meet a so-called "Two Bay Crack" criterion in the future. To fulfill This criterion requires that fuselage structures have a longitudinal or circumferential tear over two frame sections or two string divisions can. It can also be assumed that the stiffening in the middle the crack is broken. Welded fuselage shells have a lower one Residual strength compared to hull shells with glued or riveted stiffeners such as stringers or frames. With one The riveted or glued stiffeners act as a differential construction Crack stopper or crack retarder. The crack progress in the fuselage planking is delayed because the crack tip due to the riveted or glued stiffening is held together for a certain number of load changes. by virtue of the load redistribution from the planking to the stiffening fails after one Number of strains the stiffening, which leads to a sudden Versa leads to the fuselage planking and thus to the failure of the fuselage shell. This advantageous crack retardation behavior does not exist with structural components len with welded stiffeners. For welded structural components the crack continues in the planking and the reinforcement at the same time that there is no crack-retarding effect. This behavior leads to a reduced residual strength and an unfavorable crack propagation behavior. In areas where the design criterion residual strength is decisive, the shells would have to be thickened to ensure sufficient residual strength to reach. This leads to unacceptable weight increases, especially in the Side and top shell areas of the fuselage. Therefore use of So far, fuselage shells with welded stringers have not been used in these areas intended.

Der vorliegenden Erfindung liegt somit die Aufgabe zugrunde, ein Strukturbauteil so auszubilden, dass eine Erhöhung der Restfestigkeit unter Berücksichtung eines minimalen Bauteilgewichtes erreicht wird und somit ein Einsatz von geschweißten Rumpfschalen auch für den Seiten- und Oberschalenbereich des Rumpfes ermöglicht wird.The present invention is therefore based on the object of a structural component to be designed so that an increase in residual strength is taken into account a minimum component weight is reached and thus the use of welded fuselage shells also for the side and top shell area of the Fuselage is made possible.

Diese Aufgabe wird bei einem Strukturbauteil durch die im Patentanspruch 1 genannten Maßnahmen gelöst. Ein Verfahren zur Herstellung eines erfindungs gemäßen Strukturbauteils ist im Anspruch 22 angegeben. Versteifungsprofile für die Verwendung bei Strukturbauteilen sind in den Ansprüchen 16 und 19 angegeben. This object is achieved in a structural component by the in claim 1 measures mentioned solved. A method of making an invention according structural component is specified in claim 22. stiffening profiles for use in structural components are in claims 16 and 19 specified.

Dabei ist insbesondere vorteilhaft, dass durch Erhöhung der Restfestigkeit eines geschweißten Strukturbauteils solches auch für Rumpfschalen eines Flugzeuges im Seiten- und Oberschalenbereich verwendet werden kann. So können generell geschweißte Rumpfschalen für den gesamten Rumpf angewendet werden und eine Beschränkung nur auf den Rumpfunterschalenbereich ist nicht gegeben. Aufgrund der kostengünstigen Bauweise gegenüber der herkömmlichen Rumpf schalenfertigung können Herstellungsaufwand und Strukturgewicht beachtlich verringert werden.It is particularly advantageous that by increasing the residual strength of a welded structural component also for fuselage shells of an aircraft can be used in the side and top shell area. So in general welded hull shells can be applied to the entire hull and there is no restriction to the lower fuselage area only. Due to the inexpensive construction compared to the conventional hull Shell production can be remarkable in terms of manufacturing effort and structural weight be reduced.

Mit der erfindungsgemäßen Lösung werden die Nachteile von geschweißten Schalen eliminiert. Bei Primärrissen in der Beplankung, d. h. in der Rumpfhaut wird der gleichzeitig in den Versteifungsprofilen sich fortsetzende Riss durch die eingebrachten Verstärkungen verzögert oder gestoppt. Die Verstärkung der Versteifungsprofile hat somit eine verzögernde Wirkung auf den Beplankungs riss. Die Restfestigkeit von geschweißten Strukturbauteilen wird erhöht.With the solution according to the invention, the disadvantages of welded Bowls eliminated. With primary cracks in the planking, i.e. H. in the fuselage skin the crack that continues at the same time in the stiffening profiles is caused by the brought reinforcements delayed or stopped. The reinforcement of the Stiffening profiles therefore have a delaying effect on the planking crack. The residual strength of welded structural components is increased.

Weiterbildungen und vorteilhafte Ausgestaltungen sind in den Ansprüchen 2 bis 15, 17, 18, 20 und 21 sowie 23 bis 29 angegeben. Weitere Vorteile ergeben sich aus der nachfolgenden Detailbeschreibung.Further developments and advantageous refinements are in claims 2 to 15, 17, 18, 20 and 21 and 23 to 29. There are further advantages from the following detailed description.

In der Zeichnung sind Ausführungsbeispiele der Erfindung dargestellt, die nach stehend anhand der Fig. 1 bis 10 näher beschrieben sind. In den Figuren sind gleiche Bauteile mit gleichen Bezugszeichen versehen.In the drawing, embodiments of the invention are shown, which are described in more detail after standing with reference to FIGS. 1 to 10. In the figures, the same components are provided with the same reference symbols.

Es zeigen:Show it:

Fig. 1 einen Querschnitt durch ein Strukturbauteil im Bereich eines Stringers in einer ersten Ausführung, Fig. 1 shows a cross section through a structural component in the region of a stringer in a first embodiment,

Fig. 2 einen Querschnitt durch das Strukturbauteil im Bereich des Strin gers in einer zweiten Ausführung, Fig. 2 shows a cross section through the structural component is in the range of Strin gers in a second embodiment,

Fig. 3 einen Querschnitt durch das Strukturbauteil im Bereich eines Spantes in einer ersten Ausführung, Fig. 3 shows a cross section through the structural component in the region of a bulkhead in a first embodiment,

Fig. 4 einen Querschnitt durch das Strukturbauteil im Bereich des Span tes in einer zweiten Ausführung, Fig. 4 shows a cross section through the structural component in the region of the clamping tes in a second embodiment,

Fig. 5 und 6 einen Querschnitt durch das Strukturbauteil im Bereich des Strin gers in einer dritten Ausführung, FIGS. 5 and 6 a cross section through the structural component is in the range of Strin, gers in a third embodiment

Fig. 7 und 8 einen Querschnitt durch das Strukturbauteil im Bereich des Span tes in einer dritten Ausführung, FIGS. 7 and 8 a cross section through the structural component in the region of the clamping tes in a third embodiment,

Fig. 9 einen Querschnitt durch ein Versteifungsprofil in einer vierten Ausführung und Fig. 9 shows a cross section through a stiffening profile in a fourth embodiment and

Fig. 10 das Strukturbauteil im Bereich des Versteifungsprofils gemäß Fig. 9. Fig. 10, the structural component in the region of the stiffening profile of FIG. 9.

In den Fig. 1 und 2 ist jeweils ein Ausschnitt eines Strukturbauteils 1 im Bereich eines Versteifungsprofils 2 gezeigt. Das Versteifungsprofil 2 ist als ein für eine Flugzeugrumpfstruktur in Flugzeuglängsrichtung verlaufender Stringer 3 ausgebildet, der auf einem Hautfeld 4 aufgeschweißt ist. Für ein Strukturbauteil 1 zur Verwendung als Rumpfschale eines Flugzeuges sind eine Vielzahl derarti ger Stringer 3 in Flugzeuglängsrichtung angeordnet.In Figs. 1 and 2 is a section of a structural component 1 in the area of a stiffening profile 2 respectively shown. The stiffening profile 2 is designed as a stringer 3 , which extends for an aircraft fuselage structure in the longitudinal direction of the aircraft and is welded onto a skin field 4 . For a structural component 1 for use as the fuselage shell of an aircraft, a plurality of such stringers 3 are arranged in the longitudinal direction of the aircraft.

Wie aus DE 196 39 667 oder DE 198 44 035 bekannt, werden die Verbindun gen zwischen dem Hautblech 4 und den Stringern 3 verschweißt, um gegenüber der herkömmlichen Methode mittels Nieten oder Kleben eine Gewichtsersparnis zu erzielen. Um die Restfestigkeit eines geschweißten Strukturbauteils 1 zu erhöhen, werden erfindungsgemäß am Stringer 3 Verstärkungen 5 eingebracht. Solche speziell ausgebildeten Stringer 3 werden mit den Verstärkungen 5 versehen bevor sie mit dem Hautfeld 4 verschweißt werden. Die Verstärkungen 5 sind vorzugsweise als Längsdoppler 6 ausgebildet, d. h. sie sind seitlich des Stringerstegs 3A als "Verdopplung" des Stegs angebracht. In Fig. 1 ist ersicht lich, dass beidseitig des Stringerstegs 3A ein Längsdoppler 6 angeordnet sein kann.As known from DE 196 39 667 or DE 198 44 035, the connections between the skin plate 4 and the stringers 3 are welded in order to save weight compared to the conventional method by means of riveting or gluing. In order to increase the residual strength of a welded structural component 1 , reinforcements 5 are introduced on the stringer 3 according to the invention. Such specially designed stringers 3 are provided with the reinforcements 5 before they are welded to the skin field 4 . The reinforcements 5 are preferably designed as longitudinal doublers 6 , ie they are attached to the side of the stringer web 3 A as a "doubling" of the web. In Fig. 1 it is evident that a longitudinal Doppler 6 can be arranged on both sides of the stringer web 3 A.

In Fig. 2 ist eine Ausführung mit nur einem einseitig angeordneten Längsdoppler 6 ersichtlich. Entsprechend der zu erreichenden Restfestigkeit bzw. der auftre tenden Beanspruchung können ein oder mehrere Längsdoppler 6 zur Anwendung kommen. Die Längsdoppler 6 bestehen vorzugsweise aus hochfesten Al- Legierungen oder faserverstärkten Metall-Laminaten und sind in der gezeigten Ausführung als I-Profile ausgebildet. Sie werden mittels Kleben oder Nieten mit den Stringerstegen 3A verbunden. Das Kleben oder Nieten der Doppler 6 am Stringersteg 3A erfolgt vor dem Verschweißen der Stringer 3 mit dem Hautfeld 4 und ist somit fertigungstechnisch einfach handhabbar, da ein Einbringen von Verstärkungen am Strukturbauteil 1, insbesondere bei großformatigen Bauteilen, nach dem Schweißprozess sehr aufwendig wäre.In FIG. 2, an embodiment with only one arranged on one side longitudinal Doppler 6 is visible. Depending on the residual strength to be achieved or the stresses occurring, one or more longitudinal doublers 6 can be used. The longitudinal doublers 6 are preferably made of high-strength aluminum alloys or fiber-reinforced metal laminates and are designed as I-profiles in the embodiment shown. They are connected to the 3 A stringer bars by gluing or riveting. The gluing or riveting of the Doppler 6 to the stringer web 3 A takes place before the stringer 3 is welded to the skin field 4 and is thus easy to handle in terms of production technology, since the introduction of reinforcements on the structural component 1 , in particular in the case of large-format components, would be very expensive after the welding process.

In den Fig. 3 und 4 ist ein Ausschnitt des Strukturbauteils 1 im Bereich eines Spantes 7 ersichtlich. Wie bereits ausführlich beschrieben, werden am Verstei fungsprofil 2, welches hier als ein für eine Flugzeugrumpfstruktur in Flugzeug umfangsrichtung verlaufender Spant 7 ausgebildet und auf einem Hautfeld 4 aufgeschweißt ist, Verstärkungen 5 vorgesehen. Die Verstärkungen 5 sind als Umfangsdoppler 8 ausgebildet und können einseitig oder beidseitig am Spant steg 7A angeordnet sein. In Fig. 3 ist ersichtlich, dass beidseitig des Spantste ges 7A jeweils vertikal ein Umfangsdoppler 8 aufgeklebt oder angenietet ist. In Fig. 4 ist ersichtlich, dass die Verstärkung 5 - hier die Umfangsdoppler 8 - auch an einem zusätzlichen Steg 7B horizontal angeordnet sein können. Die Anordnung von Verstärkungen 5 am Versteifungsprofil 2 ist somit in geeigneter Weise in Abhängigkeit von der Profilform des Versteifungsprofils 2 sowie von der Belastungsform vorzusehen. Das Kleben oder Nieten der Umfangsdoppler 8 an den Spant 7 erfolgt vor dem Verschweißen des Spantes 7 mit dem Haut blech 4.In FIGS. 3 and 4 shows a detail of the structural element 1 in the region of a bulkhead. 7 As already described in detail, reinforcements 5 are provided on the reinforcement profile 2 , which here is designed as a frame 7 extending for a fuselage structure in the aircraft in the circumferential direction and welded onto a skin field 4 . The reinforcements 5 are designed as a circumferential doubler 8 and can be arranged on one side or on both sides of the frame web 7 A. In Fig. 3 it can be seen that a circumferential Doppler 8 is glued or riveted vertically on both sides of the frame 7 A. In Fig. 4 it can be seen that the reinforcement 5 - here the circumferential doublers 8 - can also be arranged horizontally on an additional web 7 B. The arrangement of reinforcements 5 on the stiffening profile 2 is thus to be provided in a suitable manner depending on the profile shape of the stiffening profile 2 and on the type of load. Gluing or riveting the circumferential Doppler 8 takes place at the frame 7 in front of the welding of the bulkhead 7 with the skin panel. 4

In den Fig. 5 bis 8 ist das Strukturbauteil 1 mit einer weiteren Ausführungs form der Versteifungsprofile 2 gezeigt, die eine erhöhte Restfestigkeit der geschweißten Struktur ermöglichen.In FIGS. 5 through 8, the structural element 1 is connected to another execution form of the stiffening profiles 2, that allow an increased residual strength of the welded structure.

Die Fig. 5 und 6 zeigen eine Ausführungsform eines Stringers 30 mit einem Zugband 31, welches aus hochfesten Stahl- oder Titanlegierungen oder Faser verbundwerkstoffen besteht. Das Zugband 31 ist am Stringersteg 32 angeord net, wobei dafür am Stringersteg 32 eine einseitige Werkstoffverdickung 33 vorgesehen ist, in die eine Durchgangsbohrung 34 in Stringerlängsrichtung eingebracht wurde. Die Werkstoffverdickung 33 ist vorzugsweise in der unteren Hälfte des Stringerstegs 32 vorgesehen. Das Zugband 31 mit vorzugsweise mehreckigem Querschnitt wird in die Bohrung 34 eingeführt und verdrillt. Quadratische oder rechteckige Querschnittsformen sind bevorzugt anwendbar. Mit dem Verdrillen wird erreicht, dass zwischen dem Zugband 31 und der Werkstoffverdickung 33 eine Relativverschiebung verhindert wird, wenn sich ein Riss bildet. FIGS. 5 and 6 show an embodiment of a stringer 30 with a tension band 31 consisting of composite materials of high strength steel or titanium alloys or fiber. The drawstring 31 is net on the stringer web 32 , with a one-sided material thickening 33 being provided on the stringer web 32 , into which a through hole 34 has been introduced in the longitudinal direction of the stringer. The material thickening 33 is preferably provided in the lower half of the stringer web 32 . The tension band 31 , preferably with a polygonal cross section, is inserted into the bore 34 and twisted. Square or rectangular cross-sectional shapes are preferably applicable. With the twisting it is achieved that a relative displacement between the tension band 31 and the material thickening 33 is prevented when a crack forms.

Nach einer Wärmebehandlung - beispielsweise einem Lösungsglühvorgang - des kompletten Stringers 30, um die Verformbarkeit des Werkstoffs zu verbessern, wird ein Formschluss zwischen dem Stringerprofil 30, d. h. der Werkstoffverdi ckung 33 und dem Zugband 31 durch Pressen erreicht. After a heat treatment - for example a solution annealing process - of the complete stringer 30 in order to improve the deformability of the material, a positive connection between the stringer profile 30 , ie the material compression 33 and the tension band 31, is achieved by pressing.

Die Fig. 7 und 8 zeigen eine Ausführungsform eines Spantes 70 mit einem Zugband 71, welches aus hochfesten Stahl- oder Titanlegierungen oder Faser verbundwerkstoffen besteht und prinzipiell dem bereits beschriebenen Zugband 31 am Stringer 30 entspricht. Das Zugband 71 ist am Spantsteg 72 angeordnet, wobei dafür am Spantsteg 72, vorzugsweise in der unteren Hälfte, eine einseiti ge Werkstoffverdickung 73 vorgesehen ist, in die eine Durchgangsbohrung 74 in Spantlängsrichtung eingebracht wurde. Das Zugband 71 mit mehreckigem, vorzugsweise quadratischem Querschnitt wird in die Bohrung 74 eingeführt und verdrillt. Mit dem Verdrillen wird erreicht, dass zwischen dem Zugband 71 und der Werkstoffverdickung 73 eine Relativverschiebung verhindert wird, wenn sich ein Riss bildet. FIGS. 7 and 8 show an embodiment of a bulkhead 70 with a draw tape 71 which is composed of composite materials of high strength steel or titanium alloys or fiber, and in principle, the drawstring 31 already described, corresponds to the stringer 30th The drawstring 71 is arranged on the frame web 72 , for which purpose a material thickening 73 is provided on the frame web 72 , preferably in the lower half, into which a through hole 74 has been introduced in the longitudinal direction of the frame. The tension band 71 with a polygonal, preferably square cross section is inserted into the bore 74 and twisted. With the twisting it is achieved that a relative displacement between the tension band 71 and the material thickening 73 is prevented if a crack forms.

Nach einer Wärmebehandlung, vorzugsweise einem Lösungsglühvorgang, des kompletten Spantes 70 wird ein Formschluss zwischen dem Spantprofil 70, d. h. der Werkstoffverdickung 73 und dem Zugband 71 durch Pressen erreicht.After a heat treatment, preferably a solution annealing process, of the complete frame 70 , a positive connection between the frame profile 70 , ie the material thickening 73 and the tension band 71, is achieved by pressing.

In den Fig. 9 und 10 ist das Strukturbauteil 1 in einer weiteren vorteilhaften Weiterbildung der Versteifungsprofile 2 gezeigt, die eine erhöhte Restfestigkeit der geschweißten Struktur ermöglichen.In FIGS. 9 and 10, the structural element 1 is shown in a further advantageous development of the stiffening profiles 2, that allow an increased residual strength of the welded structure.

Das Versteifungsprofil 2, welches hier als ein spezieller Stringer 35 ausgebildet ist, weist einen geschlitzten unteren Stegbereich 36 auf, der mit einer Aufnahmeöffnung 37 für ein Zugband 38 versehen ist. In Fig. 9 ist der Stringer 35 vor dem Einführen des Zugbandes 38 dargestellt. Der Stegbereich 36 ist so ausgebildet, das eine Klammer gebildet wird, in die das Zugband 38 eingeführt werden kann. In der Aufnahmeöffnung 37 ist ein Werkstoffabsatz 39 vorgese hen, den das Zugband 38 beim Einführen überwinden muss und es damit in der Aufnahmeöffnung 37 positioniert ist. Das Zugband 38 hat vorzugsweise einen runden Querschnitt und ist mit einer angerauten Oberfläche versehen. Andere Querschnitte des Zugbandes 38 sind ebenfalls möglich, jedoch sind runde Querschnitte bevorzugt anwendbar, da sie kostengünstig und leicht verfügbar sind. Das Anrauen ist eine Möglichkeit, um die Relativbewegung zwischen dem Zugband 38 und dem Stringer 35 zu behindern und damit eine Rissbildung zu verzögern. Als Materialien können die bereits genannten hochfesten Stahl- oder Titanlegierungen oder Verbundwerkstoffe verwendet werden. Nach dem Einfüh ren des Zugbandes 38 erfolgt vorzugsweise eine Wärmebehandlung, wie das Lösungsglühen, um die Verformbarkeit des Werkstoffs zu verbessern. Nach dem Glühen wird durch Pressung ein Formschluss zwischen dem Stringer 35 im Bereich des Stegbereichs 36 und dem Zugband 38 hergestellt. Ein Verschwei ßen des Stringers 35 mit dem Hautfeld 4 kann anschließend erfolgen. Der Stringer 35 mit dem eingebrachten Zugband 38, der auf das Hautfeld 4 aufge schweißt wurde, ist in der Fig. 10 gezeigt.The stiffening profile 2 , which is designed here as a special stringer 35 , has a slotted lower web area 36 , which is provided with a receiving opening 37 for a tension band 38 . In Fig. 9 the stringer 35 is shown before the insertion of the drawstring 38 . The web area 36 is designed in such a way that a clip is formed into which the tension band 38 can be inserted. In the receiving opening 37 , a material step 39 is provided, which the drawstring 38 must overcome during insertion and is thus positioned in the receiving opening 37 . The tension band 38 preferably has a round cross section and is provided with a roughened surface. Other cross sections of the drawstring 38 are also possible, but round cross sections can preferably be used because they are inexpensive and readily available. Roughening is one way to hinder the relative movement between the tension band 38 and the stringer 35 and thus to delay crack formation. The already mentioned high-strength steel or titanium alloys or composite materials can be used as materials. After insertion of the tension band 38 , heat treatment, such as solution annealing, is preferably carried out in order to improve the deformability of the material. After the annealing, a positive connection between the stringer 35 in the region of the web region 36 and the tension band 38 is produced by pressing. The stringer 35 can then be welded to the skin field 4 . The stringer 35 with the introduced drawstring 38 , which was welded onto the skin field 4 , is shown in FIG. 10.

Claims

1. Structural member for an aircraft, wherein the structural component (1) Min least comprising a skinplate (4) as well as on the skin panel (4) is applied a plurality of stiffening profiles (2) and at least partially the auctioning Fung profile (2) by a welded joint to the skin panel ( 4 ) are connected, characterized in that reinforcements ( 5 ) are arranged on the stiffening profiles ( 2 ).

2. Structural component according to claim 1, characterized in that the Ver stiffening profiles ( 2 ) are designed as stringer ( 3 ; 30 ; 35 ) extending in the longitudinal direction of the aircraft and frame ( 7 ; 70 ) extending transversely to the longitudinal direction of the aircraft.

3. Structural component according to one of claims 1 or 2, characterized in that the reinforcements ( 5 ) on the stiffening profiles ( 2 ) are formed by Doppler ( 6 , 8 ), each in the region of the profile webs ( 3 A, 7 A, 7 B) are arranged at least on one side.

4. Structural component according to claim 3, characterized in that the Doppler ( 6 , 8 ) with an adhesive connection and / or a rivet connection to the profile webs ( 3 A, 7 A, 7 B) are attached.

5. Structural component according to one of claims 1 to 4, characterized in that the Doppler ( 6 , 8 ) consist of high-strength Al alloys or fiber-reinforced metal laminates.

6. Structural component according to one of claims 1 to 5, characterized in that the Doppler ( 6 , 8 ) are designed as I-profiles.

7. Structural component according to one of claims 1 or 2, characterized in that the reinforcements ( 5 ) on the stiffening profiles ( 2 ) are formed by tension bands ( 31 , 71 , 38 ), each in the region of the profile webs ( 32 , 72 , 36 ) are arranged.

8. Structural component according to claim 7, characterized in that on the profile webs ( 32 , 72 , 36 ) material thickenings ( 33 , 73 , 39 ) for receiving the tension band ( 31 , 71 , 38 ) are provided.

9. Structural component according to claim 8, characterized in that in the material thickenings ( 33 , 73 ) through holes ( 34 , 74 ) for receiving the tension band ( 31 , 71 , 38 ) are introduced.

10. Structural component according to one of claims 7 to 9, characterized in that a slotted web area ( 36 ) is provided which has a receiving opening ( 37 ) for the tension band ( 38 ).

11. Structural component according to one of claims 7 to 10, characterized in that the tension band ( 31 , 71 ) has a polygonal cross section.

12. Structural component according to one of claims 7 to 10, characterized in that the tension band ( 38 ) has a round cross section.

13. Structural component according to one of claims 7 to 12, characterized in that the tension band ( 31 , 71 , 38 ) is roughened.

14. Structural component according to one of claims 7 to 13, characterized in that the tension band ( 31 ) is twisted.

15. Structural component according to one of claims 7 to 14, characterized in that the tension band ( 31 , 71 , 38 ) consists of high-strength steel or titanium alloys or fiber composite materials.

16. stiffening profile for a structural component of an aircraft, characterized in that reinforcements ( 5 ) on the stiffening profiles ( 2 ) are formed by Doppler ( 6 , 8 ), each in the area of the profile webs ( 3 A, 7 A, 7 B) are arranged at least on one side.

17. Stiffening profile according to claim 16, characterized in that the Doppler ( 6 , 8 ) consist of high-strength Al alloys or fiber-reinforced metal laminates.

18 stiffening profile according to claim 16 or 17, characterized in that the Doppler ( 6 , 8 ) with an adhesive connection and / or a Nietver connection to the profile webs ( 3 A, 7 A, 7 B) are attached.

19. stiffening profile for a structural component of an aircraft, characterized in that reinforcements ( 5 ) on the stiffening profiles ( 2 ) are formed by tension bands ( 31 , 71 , 38 ), each arranged in the region of the profile webs ( 32 , 72 , 36 ) are.

20. Stiffening profile according to claim 19, characterized in that on the profile webs ( 32 , 72 , 36 ) material thickenings ( 33 , 73 , 39 ) with receptacles ( 33 , 73 ) for the tension band ( 31 , 71 , 38 ) are provided.

21. Stiffening profile according to claim 19, characterized in that a slotted web area ( 36 ) is provided which has a receiving opening ( 37 ) for the tension band ( 38 ).

22. A method for producing a structural component according to one of the preceding claims, characterized in that the stiffening profiles ( 2 ) are provided with the reinforcements ( 5 ) before welding to the skin field ( 4 ).

23. The method according to claim 22, characterized in that the reinforcements ( 5 ) on the profile webs ( 3 A, 7 A, 7 B) of the stiffening profiles ( 2 ) are riveted and / or glued.

24. The method according to claim 22, characterized in that material thickenings ( 33 , 73 , 39 ) are formed on the profile webs ( 32 , 72 , 36 ) which reinforce the reinforcements ( 5 ) designed as a tension band ( 31 , 71 , 38 ). take up.

25. The method according to claim 24, characterized in that through holes ( 34 , 74 ) are introduced into the thickened material.

26. The method according to claim 25, characterized in that the tension bands ( 31 , 71 ) are drawn into the through holes ( 34 , 74 ) and twisted.

27. The method according to any one of claims 22, 24 or 25, characterized in that the tension band ( 38 ) in a slotted lower web area ( 36 ) is inserted into a receiving opening ( 37 ).

28. The method according to any one of claims 22 to 27, characterized in that the stiffening profiles ( 2 ) are heat-treated with a solution heat treatment.

29. The method according to any one of claims 22 and 24 to 28, characterized in that the stiffening profiles ( 2 ) are pressed together in the area of the introduced tension bands ( 31 , 71 , 38 ) and the introduced tension bands ( 31 , 71 , 38 ) with the Stiffening profiles are positively connected.